УПРАВЛЯЕМОСТЬ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ

4.3.1. Характеристики управляемости бокового движения

Статическая управляемость и балансировка бокового движения. Она

характеризуется усилиями и перемещениями педалей и штурвала для выполнения маневра в боковой плоскости, которые отсчитывают от опре­деленных балансировочных усилий и перемещений, обеспечивающих рав­новесие всех боковых сил, действующих вдоль оси О2, и моментов, действующих относительно осей ОХ и ОУ. Режимы полета самолета, в которых выполняются условия £ Fz = О, £ Мх = О, £ Му = 0, называют балансировочными режимами бокового движения.

Рассмотрим условия балансировки бокового движения в прямолиней­ном полете самолета со скольжением, например, во время захода на посадку с боковым ветром. Для создания скольжения необходимо от-

121

клонить руль направления на угол Д5Н таким образом, чтобы выполнялось условие равновесия моментов относительно оси ОУ:

Му = Мур + Му5н = 0. ‘ (4.39)

Тогда с учетом выражений (1.26) и (1.35) получим балансировочное отклонение руля направления:

ш5ДР + т?,"Д5Н = О, Д5Н = — [mg/Ц“ ] Д£. (4.40)

Однако отклонение руля направления приведет также и к появлению момента крена Мх5__, так как возникшая на руле направления поперечная сила AZH приложена" выше центра масс самолета. У самолета, обладающего поперечной устойчивостью, возникнет стабилизирующий момент Мхр, направленный на устранение угла скольжения кренением на отстающее полукрыло. Для прекращения вращения самолета по крену необходимо сбалансировать самолет по моментам относительно оси ОХ отклонением элеронов на угол Д8Э:

Мх = Мхр + М^+М15н = 0. (4.41)

Тогда с учетом выражений (1.30), (1.46) и (4.41) получим баланси­ровочное отклонение элеронов:

т|ДР + тхэД6э- [тх»тР/ту»^]’Ар = 0, Д8, = -[т£/т®’-т®»т5/т®»т£] Д|ї.

Балансировочные зависимости Д5Н (Р) и Д8Э (Р) (рис. 4.3) показывают, на сколько градусов необходимо отклонить руль направления и элероны для балансировки самолета в прямолинейном полете с заданным углом скольжения. Однако для обеспечения прямолинейного полета необходимо еще выполнить условие равновесия поперечных сил:

Z + G sin у == 0. (4.43)

Подставим в выражение (4.42) зна­чение поперечной силы из (1.12) и полу­чим соотношение между углами крена и скольжения:

Р= ‘-^Gsiny/cfSpV2. (4.44)

Таким образом, для выполнения ко­ординированного скольжения при сохра­нении прямолинейного полета необхо­димо отклонением элеронов ввести са­молет в крен, определяемый соотноше­нием (4.43), в сторону скольжения. Тогда выполнятся все условия сбалансирован­ности бокового движения.

Потребные для балансировки само­лета отклонения руля направления и эле­

ронов усилия и перемещения педалей и штурвала количественно характе­ризуют статическую боковую управляемость самолета. В качестве основ­ных параметров используются градиенты усилий и перемещения педалей и штурвала по скольжению Р^, х|, Pf|, х!^ и крену Р? х*, Р|, х|.

Градиенты перемещений педалей по углам скольжения и крена хЦ и ХІ показывают, на какую дополнительную величину нужно переместить педали для изменения углов скольжения и крена на 1 °:

4 = Дх„/Др = 8в/к[1М1, х^ = Дхн/Ду = 5*/кш. н. (4.45)

Градиенты отклонения руля направления по углу скольжения и углу крена и коэффициент штурвала по рулю направления, показывающий, на сколько градусов отклоняется руль направления при перемещении педалей на 1 мм, имеют вид:

8* = ДЙН/Лр, Ml=A&JAy, кш. н = Д5н/Дхн. (4.46)

Градиенты усилий на педалях по углам скольжения и крена Р„ и Рд показывают, какое дополнительное усилие необходимо приложить к педалям, чтобы изменить угол скольжения или угол крена на 1 °:

Рн = ЛР„/ДР = хнРнн, Рн = ЛРН/Ду = хн Рн“^ (4.47)

где Р*"- градиент усилий на педалях, показывающий, как изменяются усилия при перемещении педалей на 1 мм.

Градиенты перемещения штурвала по углам скольжения и крена xf

V ■

и хэ показывают, на какую дополнительную величину нужно переместить штурвал для изменения углов скольжения и крена на 1°:

4= Дх,/ДР = Зэ/кщ. з, х* = Дхэ/Ду = 5з/кш, э. (4.48)

Градиенты отклонения элеронов по углу скольжения и углу крена и коэффициент штурвала по элеронам имеют вид: ‘

б’-Д5,/Др, Abl = AbJAy, кш. э = Д5э/Дхэ. (4.49)

Градиенты усилий на штурвале по углам скольжения и крена Р,, Р, показывают, какое дополнительное усилю необходимо приложить к штурвалу, чтобы изменить угол скольжения или угол крена на 1°:

р*! = др,/др = х^р;’, Р* = ДРэ/Ду = х1Р* (4.50)

где Ре гредиент усилий на штурвале, показывающий, как изменяются усилия при перемещении штурвала на 1 мм.

У самолета, обладающего путевой и поперечной статической устойчи­востью все градиенты должны быть отрицательными.

Динамическая управляемость бокового движения. Исследование реакции самолета на ступенчатые отклонения элеронов и руля направления дает объективную оценку динамической управляемости бокового движения. Теоретические и экспериментальные исследования быстрого бокового

. 123

движения самолета по крену показыва­ют, что оно с достаточной точностью может быть описано экспоненциальной функцией

<М1) = (юЛсг[1 -Є (4.51)

где Ти;1 — постоянная времени по угловой ско­рости крена; (юх)уст -установившееся значение угловой скорости крена.

Выражение (4.51) описывает экспо­ненциальный процесс, представленный на рис. 4.4. Основной характеристикой динамической боковой управляемости в быстром движении по крену является время переходного процесса tn, по исте­чении которого угловая скорость крена будет отличаться от установившегося значения на 5%:

tn=-ln0,05T». (4.52)

Быстрое колебательное движение по перегрузке при отклонении элеронов или рулей направления может быть описано скачкообразной затухающей сину­соидой:

Anz(t) = (ДпД, е1[1 — H/v^e he, sin(v6t-l-9S*)]f (4.53)

где (Anz)ycT-установившееся значение перегрузки; ю6-частота недемпфированных

боковых короткопериодических колебаний; q>gz-фазовый угол сдвига.

Выражение (4.53) описывает скачкообразный колебательный процесс, аналогичный представленному на рис. 3.4. Поэтому основными харак­теристиками динамической управляемости являются время срабатывания t®p, время затухания t®aT и относительное превышение перегрузки Лпг